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持续更新中专利搜索结果 关键词: "飞机"
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一种增材制造点阵夹芯结构设计方法及结构
实质审查的生效专利号: CN114741821A
申请人: 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心;
发明人: 石越;张烨;李崧;齐山贺;刘倩;胡震东;张嘉振
申请日期: 2022-03-25
公开日期: 2022-07-12
IPC分类:
G06F119/14
摘要:
本发明提供了一种增材制造点阵夹芯结构设计方法及结构，涉及增材制造技术领域，能够为采用增材制造工艺制备点阵夹芯结构提供切实可行的设计方案，拓展增材制造点阵结构的应用场景；该方法将初始结构假设为实心结构进行拓扑优化，再根据拓扑优化的结果对初始结构的蒙皮厚度进行调整，然后通过点阵填充优化在调整后结构的空腔部分填充点阵，完成设计；拓扑优化的优化目标为带有权重的总体结构应变能最小，约束条件包括：体分比约束、最小尺寸约束和/或最大尺寸约束；点阵填充优化的优化目标为带权重的总体结构刚度最大，约束条件包括：总质量约束、点阵目标长度约束、最小直径约束和/或最大直径约束。
主权项:
1.一种增材制造点阵夹芯结构设计方法，其特征在于，所述方法将初始结构假设为实心结构进行拓扑优化，再根据拓扑优化的结果对初始结构的蒙皮厚度进行调整，然后通过点阵填充优化在调整后结构的空腔部分填充点阵，完成设计。
一种铝合金电解化铣方法
发明专利权授予专利号: CN114669813A
申请人: 中南大学
发明人: 罗兵辉; 邓攀; 莫文锋; 欧阳祚琼
申请日期: 2022-03-18
公开日期: 2022-06-28
IPC分类:
B23H5/06
摘要:
本发明公开了一种铝合金电解化铣方法，将经过表面预处理后的铝合金作为正极，惰性合金作为负极，以包含苛性碱、硫化钠、TEA和铝盐的溶液作为电解化铣液，进行电解化铣一体化处理。该方法利用电解和化铣一体化协同作用，快速、准确的达到工件所需尺寸。该方法不仅可以有效地降低2024?T3铝合金在经过化铣后粗糙度较高的问题，还可以降低化铣温度，减小化铣液的碱浓度，反应产生的气体从惰性合金表面溢出，降低成本，提高生产效率，减少环境污染，且通过该方法处理过的铝合金材料表面质量高，尺寸精度好，满足飞机蒙皮对材料的质量要求。
主权项:
1.一种铝合金电解化铣方法，其特征在于：以表面预处理后铝合金作为正极，以惰性合金作为负极，以包含苛性碱、硫化钠、TEA和铝盐的溶液作为电解化铣液，进行电解化铣处理；将电解化铣处理后的铝合金依次经过冲洗、出光处理、干燥和涂胶。
一种矢量转动球坐标参数化的非线性壳有限元建模方法
实质审查的生效专利号: CN114692446A
申请人: 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心;
发明人: 王介龙;张发;徐吉峰
申请日期: 2022-03-09
公开日期: 2022-07-01
IPC分类:
G06F119/14
摘要:
本发明公开了一种矢量转动球坐标参数化的非线性壳有限元建模方法，涉及非线性结构动力学、非线性有限元建模技术领域。该方法包括以下步骤：对薄壁三维结构进行二维中面壳抽取；将二维中面壳离散成规整四边形壳单元，所述四边形壳单元采用九节点二阶精度四边形壳单元；所述九节点二阶壳单元形函数中的五个参数在单元离散之后，在拉格朗日坐标系和矢量转动球坐标系下初始化各值；对所述壳单元建立结构运动控制方程。本申请提供了一种矢量转动球坐标参数化的非线性壳有限元建模方法。本申请技术方案将会定义中面法向矢量并直接推导壳的大变形与运动控制方程，建立新型几何精确壳单元。
主权项:
1.一种矢量转动球坐标参数化的非线性壳有限元建模方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：(1)对薄壁三维结构进行二维中面壳抽取；(2)将二维中面壳离散成规整四边形壳单元，所述四边形壳单元采用九节点二阶精度四边形壳单元；(3)所述九节点二阶壳单元形函数中的五个参数在单元离散之后，在拉格朗日坐标系和矢量转动球坐标系下初始化各值；(4)对所述壳单元建立壳体结构运动控制方程。
AlSi10Mg合金的增材制造方法及利用该方法制得的铝合金
发明专利权授予专利号: CN114309648A
申请人: 中国商用飞机有限责任公司;
发明人: 黄文静;张曦;梁恩泉;晁灿;王新扬;章骏
申请日期: 2021-12-23
公开日期: 2023-04-07
IPC分类:
B22F10/28
摘要:
本发明的实施例公开了一种AlSi10Mg合金的增材制造方法及利用该方法制得的铝合金，该增材制造方法包括以下步骤：将AlSi10Mg合金粉末平铺在成形舱的基板上，形成合金粉末层；在惰性气体的保护下，对合金粉末层进行激光扫描熔凝成形，其中，在每一层打印成形的过程中，激光束按照预设的扫描路径先成形内部实体平面，完成内部实体平面的成形后，激光束围绕着该层内部实体平面的边缘由内至外依次进行至少两道外部轮廓的扫描成形，最终完成单层打印层的成形；逐层执行上述打印层的成形过程，直至完成AlSi10Mg合金的激光增材制造成形。根据本发明，其能够同时提高铝合金表面光洁度和强度。
主权项:
1.一种AlSi10Mg合金的增材制造方法，其特征在于，包括以下步骤：将AlSi10Mg合金粉末平铺在成形舱的基板上，形成合金粉末层；在惰性气体的保护下，对合金粉末层进行激光扫描熔凝成形，其中，在每一层打印成形的过程中，激光束按照预设的扫描路径先成形内部实体平面，完成内部实体平面的成形后，激光束围绕着该层内部实体平面的边缘由内至外依次进行至少两道外部轮廓的扫描成形，最终完成单层打印层的成形；逐层执行上述打印层的成形过程，直至完成AlSi10Mg合金的激光增材制造成形。
一种飞机0Cr14Ni5Mo2Cu钢锥裙锁损伤增材修复粉体设计及制备方法
发明专利权授予专利号: CN114309620A
申请人: 国营芜湖机械厂
发明人: 范朝;程宗辉;袁晨风;张志强;胡家齐
申请日期: 2021-12-14
公开日期: 2023-04-14
IPC分类:
C22C38/42
摘要:
本发明涉及激光熔覆修复技术领域，具体为一种飞机0Cr14Ni5Mo2Cu钢锥裙锁损伤增材修复粉体设计及制备方法，包括以下步骤：(一)根据目前的0Cr14Ni5Mo2Cu钢合金粉体进行成分优化设计，确定0Cr14Ni5Mo2Cu钢合金粉体最终的技术指标，并根据修复需求，确定设计准则；(二)根据步骤(一)中的技术指标，进行制备0Cr14Ni5Mo2Cu钢合金粉体，包括：配料、熔炼、雾化、筛粉收集、性能分析和测试；(三)采用与飞机锥群锁相同的0Cr14Ni5Mo2Cu材料加工带有缺口的拉力试棒试样，用步骤(二)中制备的0Cr14Ni5Mo2Cu钢合金粉体对试样进行修复，并对修复后的试样进行力学性能检测。本发明解决了应用常规粉体修复难以满足飞机锥群锁使用要求问题，提高了飞机锥群锁激光增材修复质量。
主权项:
1.一种飞机0Cr14Ni5Mo2Cu钢锥裙锁损伤增材修复粉体设计及制备方法，其特征在于：包括以下步骤：(一)根据目前的0Cr14Ni5Mo2Cu钢合金粉体进行成分优化设计，确定0Cr14Ni5Mo2Cu钢合金粉体最终的技术指标，并根据修复需求，确定设计准则；(二)根据步骤(一)中的技术指标，进行制备0Cr14Ni5Mo2Cu钢合金粉体，包括：配料、熔炼、雾化、筛粉收集、性能分析和测试；(三)采用与飞机锥群锁相同的0Cr14Ni5Mo2Cu材料加工带有缺口的拉力试棒试样，用步骤(二)中制备的0Cr14Ni5Mo2Cu钢合金粉体对试样进行修复，并对修复后的试样进行力学性能检测；(四)重复步骤(一)至(三)，直至粉末中的成分全部达到技术指标后结束。
一种基于最大失效载荷的陶瓷基复合材料与高温合金混合连接结构沉头螺栓尺寸设计方法
著录事项变更专利号: CN113408069A
申请人: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所;
发明人: 孙茜;赵淑媛;孙新阳;李明瑞
申请日期: 2021-06-21
公开日期: 2021-09-17
IPC分类:
G06F30/17
摘要:
本发明提出了一种基于最大失效载荷的陶瓷基复合材料与高温合金混合连接结构沉头螺栓尺寸设计方法。采用Fortran语言将非线性本构模型、失效准则及材料退化模型编写成用户子程序UMAT文件，并嵌入到ABAQUS有限元软件中实现了基于渐进损伤分析的陶瓷基复合材料与高温合金沉头螺栓几何尺寸及连接结构的最大高温失效载荷设计，并使用商业有限元软件ABAQUS的接口语言Python语言进行二次开发，开发出界面窗口插件，生成GUI界面，为结构仿真参数化分析及批量化处理提供了快速高效的技术支撑。本发明可以大幅降低试验成本，节约资源与能源，极大提高连接结构的结构效率，具有良好的实际应用潜力。
主权项:
1.一种基于最大失效载荷的陶瓷基复合材料与高温合金混合连接结构沉头螺栓尺寸设计方法，其特征在于，所述设计方法包括以下步骤：S100、给定陶瓷基复合材料与高温合金沉头螺栓紧固件的几何参数，并给定沉头螺栓的豁口深度以及锥形段高度的设计范围；S200、保持沉头螺钉豁口深度不变，给定沉头螺钉锥形段高度设计范围内的一定值；S300、根据陶瓷基复合材料与高温合金沉头螺栓紧固件的几何参数、装配参数和环境温度，采用ABAQUS软件建立陶瓷基复合材料与高温合金沉头螺栓紧固件高温单轴拉伸加载条件下三维有限元分析模型；S400、选定陶瓷基复合材料非线性本构模型、失效准则及退化模型，建立C/SiC复合材料结构的渐进损伤分析模型，并进行应力分析，当在第k增量步时，开始调取单元积分点的应力σk；S500、将陶瓷基复合材料单元积分点的应力代入失效准则进行判断，如果满足失效准则，则材料单元点发生失效，此时，根据退化模型进行材料刚度退化；如果没有满足失效准则，则材料无损伤，此时，材料刚度不变Ck+1＝Ck，更新应力σk+1＝σk+Ck+1·Δεk，其中，C代表材料的刚度矩阵，σ表示应力，Δε表示应变增量，上角标k代表迭代增量步；S600、判断复合材料结构中的损伤是否导致结构发生破坏；如果结构没有发生破坏，则增大力学载荷增量，返回S300；如果结构发生破坏，则结构失去承载能力，停止分析；S700、获得单一工况下给定结构几何参数下C/SiC陶瓷基复合材料与高温合金沉头螺栓紧固件的高温失效载荷及损伤失效模式；S800、选取沉头螺钉所需某一设计变量的其他值，重复S200至S700，获得随所设计变量变化的C/SiC陶瓷基复合材料与高温合金沉头螺栓紧固件的高温失效载荷；S900、选取高温失效载荷最大的设计变量值，完成C/SiC陶瓷基复合材料与高温合金沉头螺栓紧固件沉头螺钉单变量几何设计；S1000、给定高温失效载荷最大的沉头螺钉豁口深度，选取沉头螺钉锥形段高度设计范围内的一定值；S1100、重复S300到S900，完成C/SiC陶瓷基复合材料与高温合金沉头螺栓连接结构件沉头螺钉几何设计，并获得连接结构最大的高温失效载荷。
一种高温热失配条件下陶瓷基复合材料与高温合金机械连接结构极限失效载荷的设计方法
著录事项变更专利号: CN113408169A
申请人: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所;
发明人: 孙茜;赵淑媛;孙新阳;李明瑞
申请日期: 2021-06-21
公开日期: 2022-11-29
IPC分类:
G06F119/14
摘要:
本发明公开了一种高温热失配条件下陶瓷基复合材料与高温合金机械连接结构极限失效载荷的设计方法。采用Fortran语言将非线性本构模型、失效准则及材料退化模型编写成用户子程序UMAT文件，并嵌入到ABAQUS有限元软件中实现高温拉伸条件下陶瓷基复合材料与高温合金沉头螺栓紧固件的渐进损伤分析，获得了高温热失配条件下C/SiC陶瓷基复合材料与高温合金螺栓紧固件极限失效载荷及其对应的初始及最终装配预紧力及间隙。与现有的陶瓷基复合材料连接结构实验表征手段相比较，该预测方法快速、高效，能够显著节省试验耗时及成本，可以推广应用于航空航天、军事国防、能源化工等诸多技术领域。
主权项:
1.一种高温热失配条件下陶瓷基复合材料与高温合金机械连接结构极限失效载荷的设计方法，其特征在于，所述设计方法包括以下步骤：S100、根据陶瓷基复合材料与高温合金凸头或者沉头螺栓紧固件的几何参数、初始装配参数和环境温度，采用ABAQUS软件建立陶瓷基复合材料与高温合金凸头或者沉头螺栓紧固件高温单轴拉伸加载条件下三维有限元分析模型；S200、选定陶瓷基复合材料双线性或者非线性本构模型、失效准则及退化模型，建立C/SiC复合材料结构的渐进损伤分析模型，并进行应力分析，当在第k增量步时，开始调取单元积分点的应力σk；S300、将陶瓷基复合材料单元积分点的应力代入Tsai-Wu失效准则进行判断，如果满足失效准则，则材料单元点发生失效，根据退化模型进行材料刚度退化；如果没有满足失效准则，则材料无损伤，此时材料刚度不变Ck+1＝Ck，更新应力σk+1＝σk+Ck+1·Δεk，Δεk为应变增量；S400、判断复合材料结构中的损伤是否导致结构发生破坏；若结构没有发生破坏，增大力学载荷增量，返回S200；若结构发生破坏，则结构失去承载能力，停止分析，获得C/SiC陶瓷基复合材料与高温合金螺栓紧固件剩余预紧力及装配间隙，并获得对应环境温度下的失效载荷；S500、修改环境温度，重复S200至S400，获得高温热失配条件下C/SiC陶瓷基复合材料与高温合金螺栓紧固件在对应环境温度范围内的极限失效载荷及其对应的初始及最终装配预紧力及间隙。
用于涡轮机的低压涡轮叶片的由铝化钛合金制成的棒材的热等静压热处理
实质审查的生效专利号: CN115151676A
申请人: 赛峰飞机发动机公司
发明人: 达米安·庞森;纪尧姆·保罗·马丁;沃克尔·古泽尔
申请日期: 2021-01-29
公开日期: 2022-10-04
IPC分类:
C22F1/18
摘要:
公开了一种由铝化钛合金制成的至少一个棒材的热处理方法，该至少一个棒材用于制造涡轮机的至少一个低压涡轮叶片，该方法包括对棒材进行热等静压，其特征在于，在热等静压(121)之后是如下的步骤，该步骤为：在温度转变阶段之后，在接近合金的共析温度的温度下对棒材进行热处理(122)，该温度适合于形成体积分数至少为90％的单相晶粒γ和体积分数至多为10％的层状晶粒α层状的合金微观结构，该步骤之后是控制冷却步骤(123)。
主权项:
1.一种由铝化钛合金制成的至少一个棒材(14)的热处理方法，该至少一个棒材用于制造涡轮机的低压涡轮的至少一个叶片，该方法包括对棒材进行热等静压，其特征在于，在所述热等静压(121)之后是如下的步骤，所述步骤为：在温度转变阶段之后，在接近目标温度的温度下，对棒材进行热处理(122)，所述目标温度为所述合金的共析温度，所述温度适合于形成体积分数至少为90％的单相γ晶粒和体积分数至多为10％的层状α+γ晶粒的合金微观结构，所述步骤之后是控制冷却至给定温度的步骤(123)。
一种18脉变压整流器绕组
实质审查的生效专利号: CN112886833A
申请人: 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心;
发明人: 王春成;马浩博;李恒宇;回彦年
申请日期: 2021-01-18
公开日期: 2021-06-01
IPC分类:
H01F27/28
摘要:
本发明公开了一种18脉变压整流器绕组。其中，装置包括：三相绕组、三相铁芯、三相电源、18脉整流器和直流负载,其中,所述绕组包括:隔离式绕组、自耦式绕组，隔离式副边绕组或自耦式绕组的线圈端与所述18脉整流器相连接，所述18脉整流器连接直流负载。所述三相铁芯的每个磁芯柱有六个绕组。本发明解决了18脉变压整流器快速设计以及现有技术无法进行同一个变压整流器的不同电压的输出，较长研制周期，增加开发成本的技术问题。
主权项:
1.一种18脉变压整流器绕组，其特征在于，包括三相绕组、三相铁芯、三相电源、18脉整流器和直流负载,其中,所述绕组包括:隔离式绕组、自耦式绕组，隔离式副边绕组或自耦式绕组的线圈端与所述18脉整流器相连接，所述18脉整流器连接直流负载。所述三相铁芯的每个磁芯柱有六个绕组。
一种基于SLM工艺优化铝合金构件力学性能的方法
发明专利申请公布后的驳回专利号: CN111360267A
申请人: 成都飞机工业（集团）有限责任公司
发明人: 虞文军; 荣鹏; 王大为; 王东晔; 高川云; 李光俊; 孟亚南; 黄丹
申请日期: 2020-03-31
公开日期: 2020-07-03
IPC分类:
B22F3/105
摘要:
本发明公开了一种基于SLM工艺优化铝合金构件力学性能的方法，在SLM工艺中不同的处理流程中，使用不同的热处理温度处理铝合金构件，其中，200℃对应去应力退火的过程；280℃对应二次结晶的过程；300℃对应二次结晶后长大的过程；320℃对应二次结晶后长大的过程。本发明采用非平衡冶金条件下得物理模型分析方法，制定出针对铝合金增材制造构件的热处理制度，达到优化铝合金构件的目的。本发明的优势在于在原有生产流程上构建了更加精准的热处理制度，优化铝合金构件力学性能的同时并没有造成生产成本的增加，适应于大规模工业生产的推广应用。
主权项:
1.一种基于SLM工艺优化铝合金构件力学性能的方法，其特征在于，在SLM工艺中不同的处理流程中，使用不同的热处理温度处理铝合金构件。
一种高强钛合金-石墨烯复合材料及其制备方法
发明专利权授予专利号: CN110512110A
申请人: 安泰科技股份有限公司
发明人: 曾宏; 刘文彬; 陈伟; 况春江; 王铁军
申请日期: 2019-09-20
公开日期: 2019-11-29
IPC分类:
C22C14/00
摘要:
本发明提供一种高强钛合金?石墨烯复合材料的制备方法，包括：步骤一，取适量钛合金粉体和石墨烯组成的混合粉体、磨球和分散剂置于球磨机中，进行低温球磨处理；步骤二，将步骤一所制得的材料装入包套内依次进行脱气保温处理和热等静压处理，最终得到所述高强钛合金?石墨烯复合材料。本申请通过低温球磨得到的石墨烯包覆钛合金粉末在高温高压的热等静压的特殊环境下，能够实现完全致密，制备的高强钛合金?石墨烯复合材料显微组织均匀、晶粒细小、无织构，各向同性，同时力学性能优异：拉伸强度可达1016MPa，屈服强度可达998MPa，远高于飞机用钛合金锻件国家标准(HB5432?1989)。
主权项:
1.一种高强钛合金-石墨烯复合材料的制备方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一，取适量钛合金粉体和石墨烯组成的混合粉体、磨球和分散剂置于球磨机中，进行低温球磨处理；步骤二，将步骤一所制得的材料装入包套内依次进行脱气保温处理和热等静压处理，最终得到所述高强钛合金-石墨烯复合材料。
一种飞机维护专用手动静压测试台
实用新型专利权授予专利号: CN210707956U
申请人: 南通华夏飞机工程技术股份有限公司
发明人: 张明刚; 吕延宾; 申炳龙
申请日期: 2019-06-20
公开日期: 2020-06-09
IPC分类:
B64F5/40
摘要:
本实用新型提供了一种飞机维护专用手动静压测试台，属于手动静压测试台技术领域。其技术方案为：一种飞机维护专用手动静压测试台，包括测试操作平台，设置在测试操作平台上的动力齿轮组件，与动力齿轮组件相靠接的从动齿轮部件，驱动从动齿轮部件与动力齿轮组件相啮合的角度联动构件，贯穿角度联动构件的定位元件，以及将定位元件与角度联动构件扣合的弹性扣合件。本实用新型的有益效果为：本实用新型的一种飞机维护专用手动静压测试台通过软管连接所需测试的工件，并拧紧和设备相连接的接头，关闭所有阀门，此时系统可以开始工作，本装置操作简单且效率高，同时安全系数也有很好的提升。
主权项:
1.一种飞机维护专用手动静压测试台，包括测试操作平台(1)，其特征在于，设置在所述测试操作平台(1)上的动力齿轮组件(2)，与所述动力齿轮组件(2)相靠接的从动齿轮部件(3)，驱动所述从动齿轮部件(3)与所述动力齿轮组件(2)相啮合的角度联动构件(4)，贯穿所述角度联动构件(4)的定位元件(5)，以及将所述定位元件(5)与所述角度联动构件(4)扣合的弹性扣合件(6)。
用于多功能组件的增材拓扑优化制造
专利权的终止专利号: CN104050314A
申请人: 西科尔斯基飞机公司
发明人: A.T.纳迪;T.I.埃-瓦达尼;D.V.韦恩斯;M.E.林奇;A.苏;M.A.克莱卡;顾文炯
申请日期: 2014-03-17
公开日期: 2020-03-31
IPC分类:
G06F17/50
摘要:
本发明涉及用于多功能组件的增材拓扑优化制造。一种计算设备包括处理器，其可在与组件关联的多个约束上操作，并且跨包括增材制造约束的多个变量将所述约束与设计优化方法集成在一起以生成用于所述组件的规格。可以依照所述规格来制作所述组件。
主权项:
1.一种方法，其包括： 通过包括处理器的计算设备来接收与组件关联的多个设计约束和制造约束，所述设计约束包括所述组件的期望质量并且所述制造约束包括由所述组件将通过其来制造的制造技术所强加的约束； 通过所述计算设备跨多个变量根据设计优化方法来集成所述设计约束和所述制造约束以生成候选组件规格；以及 通过所述计算设备来执行表面优化以根据所述设计约束中的变化来优化所述候选组件规格以生成用于所述组件的最终规格。
航空紧固件用钛合金及其制备方法
专利权的终止专利号: CN102011026A
申请人: 河北工业大学
发明人: 崔春翔;刘双进;姚勋;孙继兵;戚玉敏;王清周;杨薇
申请日期: 2010-12-02
公开日期: 2012-06-27
IPC分类:
C22F1/18
摘要:
本发明航空紧固件用钛合金及其制备方法，涉及钛基合金，其元素组成的质量百分比为Al：5％～9％、V：1％～6％、Mo：8％、Nb：11％～15％、Zr：1％、Cr：0.1％～2％和余量为Ti；在该钛合金的熔炼过程中加入非晶钛合金孕育剂。本发明航空紧固件用钛合金具有新的更加合理的元素组成成分，在熔炼工艺中加入了非晶钛合金孕育剂，增加了钛合金凝固时的异质形核核心，细化了铸态钛合金晶粒用本发明航空紧固件用钛合金的制备方法制得的航空紧固件用钛合金产品的抗拉强度可以达到1370MPa，延伸率可以达到11.6％，强韧兼备，可广泛应用于生产制造民用航空飞机的紧固件。
主权项:
1.航空紧固件用钛合金，其特征在于：其元素组成的质量百分比为Al：5％～9％、V：1％～6％、Mo：8％、Nb：11％～15％、Zr：1％、Cr：0.1％～2％和余量为Ti。
金属粉末专利分析
材料体系分布
制备工艺分布
技术领域分布 (IPC分类)
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B22F10/28(3D打印) • B22F9/04(制粉) •
C23C24/10(涂层) • C22C19/05(镍合金) •
B33Y50/02(控制) • C22F1/18(热处理)